ES2219275T3 - Sistema para el accionamiento en guiñada de una aeronave. - Google Patents
Sistema para el accionamiento en guiñada de una aeronave.Info
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- B64C13/38—Transmitting means with power amplification
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- G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
- G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
Abstract
Sistema para el accionamiento en guiñada de una aeronave (1) provisto de una pluralidad de motores (6, 7), comportando dicho sistema (SC): - al menos un órgano de accionamiento (14), para el accionamiento en guiñada, susceptible de ser accionado por un piloto de la aeronave (1); - unos primeros medios que emiten unas señales eléctricas representativas respectivamente de la actitud lateral accionada Öc, de la velocidad de balanceo p, de la actitud lateral efectiva Ö, de la velocidad de guiñada r y del derrape lateral â de dicha aeronave (1); - una unidad de cálculo (16) que elabora una orden eléctrica dr de accionamiento en guiñada, a partir de la relación: dr=Ka.Öc+Kb.p+Kc.Ö+Kd.r+Ke.â en la que: . Öc, p, Ö, r y â son los valores emitidos por dichos primeros medios, y . Ka, Kb, Kc, Kd y Ke son unas ganancias, cuyos valores son susceptibles de ser fijados por unos segundos medios (28) a valores nominales; y - un dispositivo de transmisión (23) que permite combinar dicha orden eléctrica drde accionamiento en guiñada y una orden mecánica que proviene directamente del órgano de accionamiento (14) por medio de una transmisión mecánica (26) y que es representativa de la posición de dicho órgano de accionamiento (14), para emitir una orden única combinada de accionamiento en guiñada que está destinada a controlar un timón de dirección (11) de la aeronave (1), caracterizado porque comporta además unos terceros medios (30) para detectar cualquier avería de uno de dichos motores (6, 7) de la aeronave (1), y porque dichos segundos medios (28) están formados de manera que aumente el valor de la ganancia Kd relativa a la velocidad de guiñada r y que modifique los valores de las ganancias Ka y Ke relativas respectivamente a la actitud lateral accionada Öc y al derrape lateral â, cuando dichos terceros medios (30) detectan una avería de un motor (6, 7) de la aeronave (1).
Description
Sistema para el accionamiento en guiñada de una
aeronave.
La presente invención se refiere a un sistema
para el accionamiento en guiñada de una aeronave, en particular un
avión de transporte civil.
Por la patente FR-2 617 120 de la
solicitante, se conoce un sistema para el accionamiento en balanceo
y en guiñada de una aeronave, utilizando mandos de vuelo
eléctricos.
En lo que se refiere en particular al
accionamiento en guiñada, este sistema conocido comporta:
- -
- un órgano de accionamiento (palanca de pedales), para el accionamiento en guiñada, susceptible de ser accionado por un piloto de la aeronave;
- -
- un transductor que envía señales eléctricas PE dependiendo de la posición de dicho órgano de accionamiento y representativos de una dirección accionada;
- -
- unos primeros medios que envían unas señales eléctricas representativas respectivamente de la actitud lateral accionada \Phic, de la velocidad de balanceo p de la actitud lateral efectiva \Phi, de la velocidad de guiñada r y del derrape lateral \beta de dicha aeronave;
- -
- una unidad de cálculo que elabora:
- \bullet
- una orden eléctrica dr de accionamiento en guiñada, a partir de la relación:
dr = Ka
\cdot\Phi c+Kb\cdot p+Kc\cdot\Phi+Kd\cdot
r+Ke\cdot\beta
en la
que:
- \Phic, p, \Phi, r y \beta son los valores
proporcionados por dichos primeros medios, y
- Ka, Kb, Kc, Kd y Ke son ganancias, cuyos
valores son susceptibles de ser fijados por unos segundos medios a
unos valores nominales; y
- \bullet
- una orden eléctrica dpequi de accionamiento en balanceo (que debe ser transmitida a los alerones y a los spoilers de dicha aeronave), a partir de la relación:
dpequi = ka1,
\Phi c+kb1\cdot p+kc1\cdot\Phi+kd1\cdot r+ke1\cdot\beta+kf\cdot
PE,
siendo ka1, kb1, kc1, kd1, ke1 y
kf, ganancias
y
- -
- un dispositivo de transmisión, de tipo mecánico, que permite combinar dicha orden eléctrica dr de accionamiento en guiñada y una orden mecánica que procede directamente del órgano de accionamiento por medio de una transmisión mecánica y que es representativa de la posición de dicho órgano de accionamiento, para emitir una orden única combinada de accionamiento en guiñada que está destinada a controlar un timón de dirección de la aeronave.
Este sistema de accionamiento en guiñada usual
presenta numerosas ventajas y, en particular, permite reducir la
carga de trabajo del piloto. Además, permite asegurar:
- -
- un buen amortiguamiento del balanceo holandés;
- -
- una buena coordinación entre el balanceo y la guiñada, en particular por tener en cuenta las actitudes laterales accionada y efectiva de la velocidad de balanceo en el cálculo del orden eléctrico dr de accionamiento en guiñada; y
- -
- un comportamiento sano de la aeronave en el despegue.
Sin embargo, la eficacia de este sistema conocido
puede mejorarse en caso de avería de uno de los motores de la
aeronave, en particular en lo que se refiere al control
guiñada/balanceo, y esto en particular en las configuraciones de
vuelo no lisas de la aeronave, es decir para las cuales se activan
los medios hipersustentadores, tales como unos flaps
hipersustentadores, previstos para el aterrizaje y el despegue.
Además, se sabe que se recomienda, con sistemas
de accionamiento de este tipo, en caso de avería de un motor en
fase de acercamiento, que se realicen las maniobras de acercamiento
sin utilizar el estabilizador automático. En efecto, cuando se
activa el estabilizador automático, el par de guiñada inducido por
las variaciones de empuje del o de los motores no averiados
perturba el comportamiento de la aeronave y aumenta la carga de
trabajo del piloto, en lugar de reducirla.
La presente invención tiene por objeto remediar
estos inconvenientes. Se refiere a un sistema de accionamiento en
guiñada de una aeronave, que permite mejorar el control en guiñada
en caso de avería de un motor, en particular en las fases de
despegue y de aterrizaje, conservando al mismo tiempo un
comportamiento de la aeronave cerca del nominal, en particular en
el despegue.
A este efecto, según la invención, el sistema de
accionamiento en guiñada, del tipo antes citado, para una aeronave
provista de una pluralidad de motores es notable porque comporta
además unos terceros medios para detectar cualquier avería de uno
de dichos motores de la aeronave, y porque dichos segundos medios
están formados de manera que aumente el valor de la ganancia Kd
relativa a la velocidad de guiñada r y que se modifiquen los
valores de las ganancias Ka y Ke relativas respecto a la actitud
lateral ordenada \Phic y al derrape lateral \beta, con ocasión
de la detección por dichos terceros medios de una avería de un motor
de la aeronave.
Así, según la invención, cuando se presenta una
avería de un motor, se modifican las ganancias relativas a la
actitud lateral ordenada y al derrape lateral y aumenta la ganancia
relativa a la velocidad de guiñada, de tal modo que dicho sistema
de accionamiento genere una orden de desplazamiento del timón de
dirección, que es más importante cuanto más elevados sean la
velocidad de guiñada y/o el derrape lateral y que permite así
oponerse, eficaz y automáticamente, a cualquier perturbación en
guiñada y en derrape, inducida por la avería del motor, lo que
permite remediar los precitados inconvenientes.
Además, para tener un comportamiento en balanceo
similar a la ley lateral nominal, ventajosamente, dichos segundos
medios están formados de manera que modifique los valores de las
ganancias Ka1 y Kf del orden eléctrico dpequi de accionamiento en
balanceo, relativos respectivamente a la actitud lateral ordenada
\Phic y a la dirección ordenada, con ocasión de la detección por
dichos terceros medios de una avería de un motor de la aeronave, de
manera que permita que la aeronave conserve el mismo comportamiento
en balanceo a pesar de la avería.
El sistema de accionamiento según la invención
presenta otras ventajas y, en particular, asegura:
- -
- una homogeneidad en todas las fases de vuelo;
- -
- una conservación de los procedimientos y de las maniobras de pilotaje usuales, es decir que no modifica el pilotaje; y
- -
- una puesta en práctica fiable, que es independiente en particular de la velocidad de la aeronave o de la importancia de la disimetría inducida por la avería de un motor.
Además, de modo ventajoso, el sistema de
accionamiento según la invención comporta unos cuartos medios para
determinar la configuración de vuelo actual de la aeronave.
Por otra parte, ventajosamente, dichos terceros
medios están formados de manera que se detecte una avería de un
motor para una aeronave provista de dos motores:
- -
- condición 1: si el parámetro N1 (velocidad de rotación del módulo de baja presión) de un motor es superior a un valor predeterminado y si la diferencia de los parámetros N1 de los dos motores es superior a un valor predeterminado, lo que permite detectar una avería de un motor en fase de despegue; y
- -
- condición 2: si la diferencia de los parámetros N1 de los dos motores es superior a un valor predeterminado y si se verifica una segunda condición característica, por ejemplo el parámetro N2 (velocidad de rotación del módulo alta presión) de dicho motor es inferior a un valor predeterminado, un motor está en ralentí, se corta una alimentación en carburante o no se alimenta un sistema de control del motor, lo que permite detectar una avería de un motor en fase de acercamiento o de despegue.
Según la invención, dichos segundos medios
realizan una modificación, en particular un aumento, de los valores
de las ganancias, en función de la configuración de vuelo efectiva
de la aeronave. Se señalarán a este efecto, a continuación, unos
valores preferidos de las ganancias, en función de diferentes
configuraciones de vuelo posibles.
Además, de preferencia, el sistema según la
invención comporta unos medios de acción prioritaria que están
formados de manera que actúen en dichos segundos medios de manera
que estos últimos modifiquen los valores de las ganancias
precitadas, en caso de avería de un motor, únicamente cuando la
aeronave está en vuelo y se encuentra en una configuración de
vuelo, no lisa.
Además, ventajosamente, dichos segundos medios
están formados de manera que se vuelvan a remodificar los valores de
las ganancias, modificadas anteriormente después de la avería de un
motor, para volver a dichos valores nominales, al menos cuando se
da una de las condiciones siguientes:
- -
- la aeronave pasa en configuración lisa;
- -
- el motor inicialmente averiado ya no lo está y todos los mandos "motor" de la aeronave ya no están en ralentí desde al menos un tiempo predeterminado; y
- -
- para una altitud de la aeronave inferior a una altitud predeterminada, el motor anteriormente averiado sólo lo está para la condición 2 antes citada y no para la condición 1 precitada, y la posición de dicho órgano de accionamiento sobrepasa una posición predeterminada.
Se observará que, por la acción amplificadora
según la invención, el timón de dirección es mucho más solicitado y
responde de manera más marcado a cualquier variación en guiñada y/o
en derrape. Por ello, por motivos a la vez de comodidad y de fatiga
de dicho timón de dirección, se ordena la acción amplificadora
prevista por la presente invención, de preferencia, únicamente en
caso de avería de un motor, y para las fases de vuelo de
configuración no lisa, es decir, en el despegue y en el
aterrizaje.
Por otra parte, para conciliar un doble objetivo
en fase de acercamiento, a saber, por una parte, conservar una
autoridad para la acción del órgano de accionamiento, en particular
para permitir llegado el caso hacer volver el vector velocidad de
la aeronave al eje de este último, y, por otra parte, mantener la
acción amplificadora según la invención hasta el suelo, en
particular para no molestar al piloto en el aterrizaje, de modo
ventajoso, los segundos medios están formados de manera que se
vuelvan a modificar, de modo progresivo, los valores de las
ganancias Kd y Ke, modificados anteriormente con ocasión de la
avería de un motor, para volver a dichos valores nominales, cuando
se dan las condiciones siguientes simultáneamente:
- -
- la aeronave se encuentra a una altitud que es inferior a una altitud predeterminada;
- -
- la posición de dicho órgano de accionamiento está situada en el exterior de una gama de posiciones predeterminadas; y
- -
- únicamente la condición 2 citada es real (no la condición 1).
En el ámbito de la presente invención, para saber
si la aeronave se encuentra o no debajo de dicha altitud
predeterminada, se puede naturalmente medir directamente su altitud
efectiva, por ejemplo por medio de radioaltímetros. Sin embargo, se
pueden igualmente utilizar a este efecto, de modo complementario o
como variantes, otras informaciones disponibles tales como la
posición de los extremos y de los flaps o la posición de los trenes
de aterri-
zaje.
zaje.
Además, en particular por razones de comodidad,
ventajosamente, los segundos medios están formados de manera que
modifiquen, es decir que aumenten y/o reduzcan, siempre de modo
progresivo los valores de las diferentes ganancias, que se deban
modificar con ocasión de la puesta en práctica de la presente
invención.
Se deducirá de las figuras del dibujo adjunto
como puede realizarse la invención. En estas figuras, referencias
idénticas designan elementos semejantes.
La figura 1 muestra, en perspectiva desde arriba,
una aeronave, en este caso un avión civil grande de carga, equipado
con un sistema de accionamiento en guiñada según la invención.
La figura 2 representa el esquema sinóptico de un
sistema de accionamiento según la invención.
El avión civil grande de carga 1, mostrado en
perspectiva en la figura 1, comporta un fuselaje 2, unas alas 3, un
empenaje vertical 4 y un empenaje horizontal 5. Está propulsado por
dos motores 6 y 7, enganchados debajo de las alas 3. Naturalmente,
en el ámbito de la presente invención, el avión puede ser
propulsado por un número diferente de motores.
En el extradós de las alas 3 están previstos unos
alerones 8 de borde de escape, unos flaps desplazadores 9, también
llamados spoilers y unos frenos aerodinámicos 10. En el empenaje
vertical 4 está previsto un timón de dirección 11, mientras que
unos elevones de altura 12 están articulados en el borde de escape
del empenaje horizontal 5.
De modo conocido, el accionamiento en guiñada de
dicho avión se realiza por medio del timón de dirección 11. Con este
fin, en el puesto de pilotaje 13 de dicho avión 1, está previsto al
menos un órgano de accionamiento, en este caso una palanca de
pedales 14, a disposición de un piloto (ver la figura 2). Dicha
palanca de pedales 14 acciona el timón de dirección 11 en rotación
alrededor de su eje de rotación X-X.
La presente invención sólo se refiere al
accionamiento del timón de dirección 11, de los alerones 8 y de los
flaps desplazadores 9, de modo que no se describirán los
accionamientos de los frenos aerodinámicos 10, de los elevones de
altura 12 y eventualmente del empenaje horizontal 5.
Como muestra la figura 2, el sistema SC de
accionamiento en guiñada comporta, de modo conocido, además de la
palanca de pedales 14:
- -
- un transductor 15 que emite señales eléctricas PE que dependen de la posición de dicha palanca de pedales 14 y representativas de una dirección ordenada;
- -
- una unidad de cálculo 16 unida por una conexión 17 al transductor 15 y susceptible de elaborar una orden eléctrica dr de accionamiento en guiñada y una orden eléctrica dpequi de accionamiento en balanceo, detalladas a continuación;
- -
- unos medios no representados y detallados a continuación, para emitir y transmitir a la unidad de cálculo 16, respectivamente por medio de conexiones 18 a 22, unas señales eléctricas representativas respectivamente de la actitud lateral ordenada \Phic, de la velocidad de balanceo p (también llamada índice de balanceo), de la actitud lateral efectiva \Phi, de la velocidad de guiñada r (también llamada índice de guiñada) y del derrape lateral \beta de dicho avión 1;
- -
- un dispositivo de transmisión 23 que permite combinar:
- \bullet
- dicha orden eléctrica dr de accionamiento en guiñada elaborada por la unidad de cálculo 16 y recibida a través de medios de accionamiento 24 (por ejemplo unos gatos) que están unidos a la salida de la unidad de cálculo 16, como se ilustra por una conexión 25; y
- \bullet
- una orden mecánica que procede directamente de la palanca de pedales 14 por medio de una transmisión mecánica 26 que une el dispositivo de transmisión 23 a dicha palanca de pedales 14 y que es representativa de la posición de esta última.
Este dispositivo de transmisión 23 emite así una
orden única combinada de accionamiento en guiñada;
- -
- una conexión mecánica 27 unida a dicho dispositivo de transmisión 23 y que permite accionar el timón de dirección 11, alrededor del eje X-X según dicha orden única combinada de accionamiento en guiñada; y
- -
- una conexión eléctrica partida 35A y 35B, para transmitir la orden eléctrica dpequi a unos órganos de accionamiento (no representados) respectivamente unos alerones 8 y unos spoilers 9.
En un modo de realización preferido no
representado:
- -
- la conexión 18 está unida a la salida de un transductor asociado a un mango de accionamiento en balanceo del avión 1 y que elabora una señal calculada a partir de la posición de este mango de accionamiento;
- -
- las conexiones 19 a 21 están unidas a una central de inercia del avión 1; y
- -
- la conexión 22 está unida a un ordenador usual encargado de estimar, de modo conocido, el valor del derrape lateral \beta.
Además, la unidad de cálculo 16 determina las
órdenes eléctricas dr y dpequi de accionamiento respectivamente en
guiñada y en balanceo, a partir de las relaciones:
dr = Ka\Phi
c+Kb\cdot p+Kc\cdot\Phi+Kd\cdot
r+Ke\cdot\beta
dpequi =
Ka1\cdot\Phi c+Kb1\cdot p+Kc1\cdot\Phi+Kd1\cdot r+ke1\cdot\beta+Kf
\cdot
PE
en las
cuales:
- -
- PE, \Phic, p, \Phi, r y \beta son los valores precitados y recibidos respectivamente por medio de las conexiones 17 a 22;
- -
- Ka, Kb, Kc, Kd, Ke, Ka1, Kb1, Kc1, Kd1, Ke1 y Kf son las ganancias, cuyos valores pueden ser fijados por una unidad de cálculo 28 que está unida por una conexión 29 a la unidad de cálculo 16.
Según la invención, dicho sistema de
accionamiento SC comporta además unos medios 30 unidos por una
conexión 31 a la unidad de cálculo 28, para detectar cualquier
avería de uno de dichos motores 6 y 7 del avión 1, y dicha unidad de
cálculo 28 está formada de manera que aumente el valor de la
ganancia Kd relativo a la velocidad de guiñada r y que
modifique los valores de las ganancias Ka y Ke relativas
respectivamente a la actitud lateral accionada \Phic y al derrape
lateral \beta, cuando dichos terceros medios detectan una avería
de un motor de la aeronave.
Así, gracias a esta modificación de las ganancias
Ka, Kd y Ke, cuando se produce una avería de un motor 6 ó 7, el
sistema de accionamiento SC genera un desplazamiento apropiado
(debido a una modificación de la orden eléctrica dr que depende de
dichas ganancias Ka, Kd y Ke) del timón de dirección 11, que es más
importante cuanto más elevada sea la velocidad de guiñada r. Este
desplazamiento apropiado permite oponerse, eficaz y
automáticamente, a cualquier variación en derrape y/o en guiñada,
inducida por una avería de un motor 6 ó 7.
Además, para tener un comportamiento en balanceo,
cuando se produce una avería de un motor 6 ó 7 similar a la ley
lateral nominal, dichos segundos medios 28 están formados de manera
que modifiquen las valores de las ganancias Ka1 y Kf del orden
eléctrico dpequi, relativos respectivamente a la actitud lateral
accionada \Phic y a la dirección accionada, cuando dichos terceros
medios 30 detectan una avería de un motor 6, 7 del avión 1, de
manera que permita que el avión 1 conserve su configuración en
balanceo a pesar de la avería.
Según la invención, la importancia de la
modificación de los valores de las ganancias Ka, Kd, Ke, Ka1 y Kf
depende de la configuración de vuelo del avión 1 en el momento de
la modificación.
A este efecto, dicho sistema de accionamiento SC
comporta además unos medios 34, de tipo usual, unidos por una
conexión 33 a los medios 30, para determinar la configuración de
vuelo efectiva del avión 1.
Como modo de realización preferido, se señalan a
continuación los valores modificados de las diferentes ganancias
antes citadas, para las diferentes configuraciones conocidas
siguientes, que dependen de la posición de los extremos y de los
flaps 9 del avión 1:
- una "configuración 0", no
hipersustentada;
- una "configuración 1", poco
hipersustentada;
- una "configuración 1 + F", medianamente
hipersustentada; y
- unas "configuraciones 2, 3 y Completa
(Full)", muy hipersustentadas.
Estas diferentes configuraciones de vuelo
corresponden a las posiciones siguientes de los extremos y de los
flaps 9 (las posiciones de los extremos y de los flaps 9 varían, de
modo conocido, progresivamente desde un valor 0 correspondiente a
una entrada completa) de estos últimos, hasta unos valores 23 y 32
correspondientes a una salida completa respectivamente de los
extremos y de los flaps):
| Configuración | Posición de los extremos | Posición de los flaps 9 |
| 0 | 0 | 0 |
| "1" | 16 | 0 |
| "1+F" | 16 | 8 |
| "2" | 20 | 14 |
| "3" | 23 | 22 |
| "Completa" | 23 | 32 |
Según la invención, en el momento de su
modificación, las ganancias Ka, Kd y Ka1 son multiplicadas
respectivamente por unos coeficientes F1, F2 y F3 que verifican los
valores siguientes, en función de la configuración de vuelo
efectiva del avión 1:
En cuanto a la ganancia Ke, es sustituida, en el
momento de su modificación, por los valores siguientes dependiendo
de la configuración de vuelo:
| Configuración | "0" | "1" | "1+F" | "2" | "3" | "Completo" |
| Valor | 0 | 0 | -0,5 | -1 | -1 | -1 |
Por otra parte, se sabe que el valor de la
ganancia Kf depende, en el momento de un accionamiento usual, de
dos variables que son la velocidad Vc en relación con el aire (en
nudos) y la configuración de vuelo, como se indica en la tabla
siguiente:
En el momento de la puesta en práctica de la
presente invención, los medios 28 modifica, en caso de avería de un
motor 6 ó 7, el valor de ganancia Kf de modo que este último
presente entonces uno de los valores indicados en la tabla
siguiente:
Además, los medios 30 que reciben las
informaciones apropiadas por una conexión 32 detectan una avería de
un motor, por ejemplo el motor 6, de preferencia cuando:
- -
- condición 1: el parámetro N1 de dicho motor 6 es superior a un valor predeterminado, por ejemplo 80% y la diferencia de los parámetros N1 de los dos motores 6 y 7 es superior a un valor predeterminado, por ejemplo 30%, lo que permite detectar una avería del motor 6 en fase de despegue; y
- -
- condición 2: la diferencia de los parámetros N1 de los dos motores 6 y 7 es superior a un valor predeterminado, por ejemplo 20%, y una segunda condición característica se verifica, por ejemplo el parámetro N2 del motor 6 es inferior al 50%, el motor 6 está en ralentí, se corta una alimentación de carburante del motor 6 o un sistema de control de dicho motor 6 no está alimentado, lo que permite detectar una avería del motor 6 en fase de acercamiento o de despegue.
Se observará que en un modo de realización
particular no representado, los medios 30 y las unidades de cálculo
16 y 18 pueden estar integrados en una unidad única, por ejemplo un
ordenador de control de vuelo.
Naturalmente, cuando se modifican las ganancias
Ka, Kd y Ke según la invención, el timón de dirección 11 está mucho
más solicitado y responde de modo más vivo a todas las variaciones
de velocidad de guiñada o de
derrape.
derrape.
Por ello, por razones de limitación de la fatiga
de dicho timón de dirección 11, así como por razones de comodidad,
en un modo de realización preferido, los medios 30 actúan en la
unidad de cálculo 28 de modo que aumente los valores de las
diferentes ganancias precitadas, en caso de avería de un motor 6 ó
7, únicamente cuando el avión 1 está en vuelo y se encuentra en una
configuración de vuelo, no lisa (despegue o aterrizaje).
Según la invención, la unidad de cálculo 28 hace
volver los valores de las diferentes ganancias, que han sido
anteriormente modificados tras la avería de un motor 6 ó 7, a los
valores nominales representativos de un funcionamiento normal, al
menos cuando se cumple una de las condiciones siguientes:
- -
- el avión 1 pasa en configuración lisa;
- -
- el motor 6 ó 7 inicialmente averiado ya no lo está y todos los accionamientos "motor" del avión 1 ya no están al ralentí desde al menos un tiempo predeterminado, por ejemplo 10 segundos; y
- -
- para una altitud de la aeronave inferior a una altitud predeterminada, por ejemplo 30 metros, y llamada a continuación altitud crítica Zp, sólo se cumple la condición 2 "motor averiado" (la condición 1 no lo está) y la posición de la palanca de pedales 14 sobrepasa una posición predeterminada. A título de ilustración, en el caso de que ninguna orden al pie corresponda a 0º y una orden "pie completo" a 35º, dicha posición predeterminada es de preferencia igual a 28º.
Según la invención, cuando se produce la avería
de un motor 6 ó 7, cuando se cumplen las condiciones siguientes
simultáneamente:
- -
- el avión 1 se encuentra a una altitud que es inferior a la altitud crítica Zp; y
- -
- la posición de la palanca de pedales 14 está situada en el exterior de una gama de posiciones predeterminada, delimitada de preferencia por 10º y 28º,
la unidad de cálculo 28 modifica de
modo progresivo los valores de las diferentes ganancias precitadas,
para volverlos a llevar, a partir de unos valores modificados como
consecuencia de la avería, a los valores
nominales.
Esta modificación progresiva permite conciliar, a
partir de la altitud crítica Zp y hasta el aterrizaje, dos
objetivos a saber:
- -
- conservar la autoridad en el pie de la ley nominal (de la palanca de pedales 14) que es necesaria en particular por fuerte viento cruzado, en particular para devolver llegado el caso el vector de velocidad del avión 1 a su eje longitudinal; y
- -
- mantener la acción amplificadora, aunque reducida (progresivamente), según la invención de manera que conserve el mismo comportamiento en turbulencia y en guiñada, sea cual sea la altitud, y que no perturbe el pilotaje en esta fase delicada de vuelo (aterrizaje).
Por otra parte, para determinar la altitud real
del avión 1, este último está provisto, en un modo de realización
particular, de dos radioaltímetros no representados.
Según la invención, se considera que dicho avión
1 presenta una altitud inferior a la altitud crítica Zp, si se
cumple una de las condiciones siguientes:
- a)
- cuando ningún altímetro está averiado: al menos uno considera que la altitud real Z es inferior a Zp y los dos consideran que la altitud real Z es inferior a 5.Zp, o, en caso de valores divergentes, el avión 1 está en configuración no lisa;
- b)
- cuando uno de los altímetros está averiado: el otro considera que la altitud real Z es inferior a Zp y la velocidad del avión 1 es inferior a una velocidad predefinida, por ejemplo 100 m/s;
- c)
- cuando los dos altímetros están averiados: los dos ordenadores LGCIU no representados que controlan los trenes de aterrizaje igualmente no representados consideran que dichos trenes han salido desde hace al menos un tiempo predeterminado, por ejemplo 15 segundos;
- d)
- cuando los dos altímetros y un ordenador LGCIU están averiados: el otro ordenador LGCIU considera que el tren de aterrizaje salió hace por ejemplo 15 segundos y la velocidad del avión es inferior por ejemplo a 100 m/s;
- e)
- cuando los dos altímetros y los dos ordenadores LGCIU están averiados: el ángulo de desplazamiento de los flaps 9 es superior a un valor predeterminado.
Esto permite obtener una estimación fiable de
cualquier paso del avión 1 por debajo de la altitud crítica Zp,
sean los que sean los problemas que puedan presentarse en los
diferentes equipos de dicho avión 1.
Naturalmente, en lugar de utilizar
radioaltímetros, se pueden simplemente utilizar una o varias de las
condiciones c) a e) antes citadas para llegar al mismo
resultado.
De preferencia, según la invención, los valores
de las diferentes ganancias citadas son modificadas, es decir
aumentadas o disminuidas, de modo progresivo, por ejemplo durante
dos o cinco segundos (en particular con ocasión de un cambio de
configuración (lisa/no lisa). Esto permite atenuar el efecto
inducido por las modificaciones, en particular en lo que se refiere
a la comodidad.
Además, de las ventajas precitadas, el sistema de
accionamiento SC según la invención asegura:
- -
- una homogeneidad en todas las fases de vuelo;
- -
- una conservación de los procedimientos y de las maniobras de pilotaje usuales, es decir que no modifica el pilotaje;
- -
- una realización fiable, independiente en particular de la velocidad del avión 1 o de la importancia de la disimetría inducida por la avería de un motor 6 ó 7;
- -
- una autoridad en el pie (palanca de pedales 14) para una altitud por debajo de la altitud crítica Zp antes citada; y
- -
- un buen mantenimiento del derrape con una comodidad satisfactoria: en el acercamiento, al reponer gases y en el despegue.
Claims (9)
1. Sistema para el accionamiento en guiñada de
una aeronave (1) provisto de una pluralidad de motores (6, 7),
comportando dicho sistema (SC):
- -
- al menos un órgano de accionamiento (14), para el accionamiento en guiñada, susceptible de ser accionado por un piloto de la aeronave (1);
- -
- unos primeros medios que emiten unas señales eléctricas representativas respectivamente de la actitud lateral accionada \Phic, de la velocidad de balanceo p, de la actitud lateral efectiva \Phi, de la velocidad de guiñada r y del derrape lateral \beta de dicha aeronave (1);
- -
- una unidad de cálculo (16) que elabora una orden eléctrica dr de accionamiento en guiñada, a partir de la relación:
dr =
Ka\cdot\Phi c+Kb\cdot p+Kc\cdot\Phi+Kd\cdot
r+Ke\cdot\beta
en la
que:
- \bullet
- \Phic, p, \Phi, r y \beta son los valores emitidos por dichos primeros medios, y
- \bullet
- Ka, Kb, Kc, Kd y Ke son unas ganancias, cuyos valores son susceptibles de ser fijados por unos segundos medios (28) a valores nominales; y
- -
- un dispositivo de transmisión (23) que permite combinar dicha orden eléctrica dr de accionamiento en guiñada y una orden mecánica que proviene directamente del órgano de accionamiento (14) por medio de una transmisión mecánica (26) y que es representativa de la posición de dicho órgano de accionamiento (14), para emitir una orden única combinada de accionamiento en guiñada que está destinada a controlar un timón de dirección (11) de la aeronave (1),
caracterizado porque comporta además unos
terceros medios (30) para detectar cualquier avería de uno de
dichos motores (6, 7) de la aeronave (1), y porque dichos segundos
medios (28) están formados de manera que aumente el valor de la
ganancia Kd relativa a la velocidad de guiñada r y que
modifique los valores de las ganancias Ka y Ke relativas
respectivamente a la actitud lateral accionada bc y al derrape
lateral (3, cuando dichos terceros medios (30) detectan una avería
de un motor (6, 7) de la aeronave (1).
2. Sistema según la reivindicación 1, comportando
dicho sistema (SC) además un transductor (15) que emite unas
señales eléctricas PE que dependen de la posición de dicho órgano
de accionamiento (14) y representativos de una dirección accionada
y dicha unidad de cálculo (16) que elabora además una orden
eléctrica dpequi de accionamiento en balanceo, que deba ser
transmitida a unos alerones (8) y unos spoilers (9) de dicha
aeronave (1), a partir de la relación:
dpequi =
Ka1\cdot\Phi c+Kb1\cdot p+Kc1\cdot\Phi+Kd1\cdot r+ke1\cdot\beta+
Kf\cdot
PE
siendo Ka1, Kb1, Kc1, Kd1, Ke1 y Kf
unas
ganancias,
caracterizado porque dichos segundos
medios (28) están formados de manera que modifiquen los valores de
las ganancias Ka1 y Kf relativas respectivamente a la actitud
lateral accionada \Phic y a la dirección ordenada, cuando dichos
terceros medios (30) detectan la avería de un motor (6,7) de la
aeronave (1), de manera que permitan que la aeronave (1) conserve
un comportamiento en balanceo similar a la ley nominal a pesar de
la avería.
3. Sistema según una de las reivindicaciones 1 y
2, caracterizado porque comporta unos cuartos medios (34)
para determinar la configuración de vuelo actual de la aeronave
(1).
4. Sistema según una de las reivindicaciones 1 a
3, caracterizado porque dichos terceros medios (30) están
formados de manera que detecten una avería de un motor (6), para
una aeronave (1) provista de dos motores (6, 7), a saber:
- -
- condición 1: si el parámetro N1 de dicho motor (6) es superior a un valor predeterminado y si la diferencia de los parámetros N1 de los dos motores (6, 7) es superior a un valor predeterminado, una avería en fase de despegue; y
- -
- condición 2: si la diferencia de los parámetros N1 de los dos motores (6, 7) es superior a un valor predeterminado y si se cumple una segunda condición característica, una avería en fase de acercamiento.
5. Sistema según una de las reivindicaciones 3 y
4, caracterizado porque dichos segundos medios (28) realizan
una modificación de los valores de las ganancias en función de la
configuración de vuelo actual de la aeronave (1).
6. Sistema según una cualquiera de las
reivindicaciones 3 a 5, caracterizado porque comporta unos
medios (30) de acción prioritaria que están formados de manera que
actúen en dichos segundos medios (28) de forma que estos últimos
modifiquen los valores de las ganancias, en caso de avería de un
motor (6, 7), únicamente cuando la aeronave (1) está en vuelo y que
se encuentra en una configuración de vuelo, no lisa.
7. Sistema según una cualquiera de las
reivindicaciones 4 a 6, caracterizado porque dichos segundos
medios (28) están formados de manera que remodifiquen los valores
de las ganancias, modificadas anteriormente con ocasión de una
avería de un motor (6, 7), para volver a dichos valores nominales,
al menos cuando se cumpla una de las condiciones siguientes:
- -
- la aeronave (1) pasa en configuración lisa;
- -
- el motor (6, 7) inicialmente averiado ya no lo está y todos los accionamientos del motor de la aeronave (1) ya no están al ralentí desde al menos una duración predeterminada; y
- -
- para una altitud de la aeronave (1) inferior a una altitud predeterminada, el motor (6, 7) averiado sólo lo está para la condición 2 y no para la condición 1 y la posición de dicho órgano de accionamiento (14) sobrepasa una posición predeterminada.
8. Sistema según una cualquiera de las
reivindicaciones anteriores, caracterizado porque los
segundos medios (28) están formados de manera que remodifiquen, de
modo progresivo, los valores de las ganancias, modificadas
anteriormente tras la avería de un motor (6, 7), para volver a
dichos valores nominales, cuando se cumplan las condiciones
siguientes simultáneamente:
- -
- la aeronave (1) se encuentra a una altitud que es inferior a una altitud predeterminada; y
- -
- la posición de dicho órgano de accionamiento (14) se sitúa fuera de una gama de posiciones predeterminada.
9. Sistema según una cualquiera de las
reivindicaciones anteriores, caracterizado porque los
segundos medios (28) están formados de manera que modifiquen de
modo progresivo los valores de las ganancias.
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